高超聲速飛行器外形優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究.pdf

1、高超聲速飛行器作為實(shí)現(xiàn)“空天往返”和追求“全球即時到達(dá)”的有效工具，既可滿足情報(bào)搜集、通信保障、偵察監(jiān)控和武器裝備系統(tǒng)的遠(yuǎn)程戰(zhàn)略投送等軍事需求，也是發(fā)展未來跨大氣層飛行器和實(shí)現(xiàn)高速遠(yuǎn)程交通的潛在途徑，具有重要的研究和發(fā)展價值。本文從概念設(shè)計(jì)階段的外形優(yōu)化設(shè)計(jì)角度對高超聲速飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)進(jìn)行了以下個幾方面的研究：
　　 高超聲速飛行器概念設(shè)計(jì)階段需要綜合權(quán)衡氣動力/氣動熱、飛行軌跡、載荷條件、甚至雷達(dá)散射截面等各種設(shè)計(jì)因素，期望通

2、過一組較少的設(shè)計(jì)參數(shù)準(zhǔn)確描述飛行器外形，快速實(shí)現(xiàn)尺寸和形狀驅(qū)動的參數(shù)化幾何建模。本文采用類型函數(shù)/形狀函數(shù)變換技術(shù)建立飛行器參數(shù)化幾何模型，通過調(diào)整少量尺寸參數(shù)或類型函數(shù)/形狀函數(shù)控制參數(shù)便可以衍生出多種設(shè)計(jì)構(gòu)型。翼型、機(jī)翼、升力體和乘波體等典型布局飛行器的外形建模與應(yīng)用表明該方法簡單、有效、適應(yīng)性強(qiáng)，不僅能滿足飛行器概念設(shè)計(jì)階段外形優(yōu)化的要求，也為基于尺寸和形狀驅(qū)動的飛行器多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化奠定了基礎(chǔ)。
　　 概念設(shè)計(jì)階段需要對眾

3、多外形設(shè)計(jì)方案進(jìn)行考察、比較和篩選。鑒于飛行器設(shè)計(jì)初期便大量使用CFD方式計(jì)算氣動特性仍然面臨著計(jì)算效率方面的挑戰(zhàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)和經(jīng)典工程方法的大量應(yīng)用盡管已經(jīng)表明其能夠提供具有一定精度的估算結(jié)果，但都未很好地考慮真實(shí)氣體效應(yīng)。本文結(jié)合經(jīng)典的切楔法、切錐法、Prandtl-Meyer法和參考溫度法分別對升力體高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、乘波體構(gòu)型和類X-33外形進(jìn)行了高超聲速氣動力廣氣動熱工程估算，計(jì)算結(jié)果表明工程方法能夠滿足概念設(shè)計(jì)精度需要。在

4、此基礎(chǔ)上，通過引入考慮真實(shí)氣體效應(yīng)的工程方法使無翼再入飛行器的氣動力/氣動熱估算在一定程度上計(jì)及真實(shí)氣體效應(yīng)。
　　 為以合理的計(jì)算開銷完成外形優(yōu)化，提出了一種使用最優(yōu)拉丁超立方抽樣進(jìn)行實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)，將徑向基函數(shù)作為近似方法，并通過序貫采樣后驗(yàn)策略改善擬合優(yōu)度的代理模型構(gòu)建方法。對升力體外形實(shí)現(xiàn)了以升阻比和容積利用率最大化為目標(biāo)的折衷優(yōu)化，得到包含一系列改進(jìn)設(shè)計(jì)方案的Pareto-前端與Pareto-解集，其中，升力體布局得到的優(yōu)化

5、構(gòu)型目標(biāo)響應(yīng)相對實(shí)際分析值誤差均在6.1％以內(nèi)。優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果表明該方法既可以通過代理模型大幅提升設(shè)計(jì)效率，降低應(yīng)用全局優(yōu)化算法的計(jì)算復(fù)雜度，又能夠得到滿足概念設(shè)計(jì)精度需要的設(shè)計(jì)方案，有利于概念設(shè)計(jì)中定量高效地實(shí)現(xiàn)多個設(shè)計(jì)目標(biāo)的折衷優(yōu)化，明確飛行器外形修改方向。
　　 針對概念設(shè)計(jì)需要綜合比較一系列備選方案的設(shè)計(jì)需求，提出了一種基于減法聚類從高維Pareto-前端中提取典型設(shè)計(jì)構(gòu)型并運(yùn)用分層圖這一可視化方式實(shí)現(xiàn)最優(yōu)設(shè)計(jì)構(gòu)型定量篩選

6、的設(shè)計(jì)思路。無翼再入飛行器的設(shè)計(jì)實(shí)踐表明，綜合考慮升阻比、容積利用率最大化和熱流量最小化的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)，可以在不損失容積利用率的情況下，使設(shè)計(jì)點(diǎn)處配平升阻比從0.65提高到0.94。該方法既有利于概念設(shè)計(jì)中有效壓縮設(shè)計(jì)空間，又便于確定飛行器外形設(shè)計(jì)參數(shù)選擇的方向和范圍。
　　 最后，以無翼再入飛行器外形設(shè)計(jì)為例，通過加入基于Gauss偽譜法的軌跡優(yōu)化模塊，實(shí)現(xiàn)了高超聲速再入飛行器的外形多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化。在滿足軌跡約束條件的情況下